Угол наклона скачка уплотнения

Определим угол наклона скачка уплотнения АдА (см. рис. 4.7) и отношение плотностей Р2/Р1, используя уравнения (4.21) и (4.33Т Подставляя в них значения М( = 5 = 15° к = 1,4, получаем [c.115]

Передняя (верхняя) площадка О А. Определим по углу рд = 26,57° и М о = 5 угол наклона скачка уплотнения 6 . Сначала из рис. 4.33 [191 найдем приближенную величину 6 = 37,67° и вычислим отношение плотностей по (7.20) Рс/р = = 3,912. По этой величине уточним угол наклона скачка [см. (7.19)1 tg9 = = 0,7785 6 = 37,9°. Затем выполним следующее приближение Рс/роо = 3,921 tg 0 = 0,7752 = 37,78.° [c.201]

Угол наклона скачка уплотнения с подъемом на высоту уменьшается. Это можно объяснить следующим образом. При полете конуса с гиперзвуковой скоростью за скачком уплотнения вследствие сильного разогрева газа происходит диссоциация. Этот процесс зависит также от давления, которое с высотой понижается. Известно, что понижение давления приводит к увеличению степени диссоциации воздуха, а это, в свою очередь, уменьшает угол скачка Эс- О характере уменьшения можно судить по графикам (рис. 10.23), где сплошными линиями изображены кривые. полученные с учетом диссоциации. [c.491]

Зная рг/pi и Mi, найдем угол наклона скачка уплотнения [15] [c.427]

Угол наклона скачка уплотнения всегда больше угла возмущения. [c.524]

Э — толщина потери импульса пограничного слоя угол наклона скачка уплотнения относительно вектора скорости перед скачком угловая координата на сферической носовой части [c.199]

Таким образом, при обтекании тонких тел гиперзвуковым потоком угол наклона скачка уплотнения оказывается малым. [c.208]

I. Угол наклона скачка уплотнения к вектору скорости в области до скачка больше угла Маха в соответствующей точке, а в области за скачком — наоборот. [c.263]

При несвободном взаимодействии [1,2] структура области отрыва и сопутствующая конфигурация ударных волн сохраняют основные черты, характерные для свободного взаимодействия [3-5]. Но угол наклона скачка уплотнения над областью отрыва, величина "плато" давления и градиенты параметров в передней части отрывной области значительно выше. Ограниченные экспериментальные данные указывали также, что фундаментальное свойство отрывных течений турбулентного пограничного слоя -совпадение величин давления плато и давления за косым скачком уплотнения над областью отрыва - сохраняется и при несвободном взаимодействии. [c.57]

Угол наклона скачка уплотнения по (6.3.15) [c.325]

Передняя (верхняя) площадка О А, Определим по углу рв = 26°34 и М =5 угол наклона скачка уплотнения О . Вначале из рис. III.1 [17] [c.570]

Х.7. Угол наклона скачка уплотнения 0с перед острым конусом с ростом числа Моо полета уменьшается. Это, в частности, хорошо видно на рис. 3.1Х.5, где по результатам расчетов обтекания острого конуса с углом Рк=40° построены графики зависимостей 00 = 0с (Моо) как без учета диссоциации ( %=1,4), так и с ее учетом. Такой характер изменения угла конуса обусловлен дополнительным уплотнением газа у обтекаемой поверхности при возрастании скорости и, следовательно, большим приближением фронта ударной волны к этой поверхности. [c.623]

При скорости полета ниже расчетной и неизменной форме диффузора, как уже говорилось, углы наклона скачков уплотнения станут больше. Например, если М = 2,5, то для описанного диффузора, получим угол наклона первого скачка i = [c.479]

Решая эти уравнения, находим угол наклона отраженного скачка 0с о = 29,32°, а также отношение плотностей рз/р2 = 2,243. Соответствующий угол отражения скачка уплотнения ЕАВ = 0 = 0с о — Рнл = 14,32°. [c.115]

Температура за скачком уплотнения в диссоциированном газе меньше по сравнению с ее значением в случае постоянных теплоемкостей. Это объясняется затратами энергии газа на тепловую диссоциацию его молекул. Диссоциация газа в скачке уплотнения сопровождается поглощением энергии, обусловливает некоторое снижение температуры и, как следствие, увеличение плотности. Эта большая податливость газа к сжатию уменьшает пространство между скачком и обтекаемой поверхностью, уменьшая тем самым угол наклона скачка. [c.125]

Как изменяется угол 0(. наклона скачка уплотнения перед острым конусом при увеличении числа полета [c.476]

Рассмотрим далее некоторые свойства стационарных скачков уплотнения 0 = 0, Уп =—Оп). Пусть а — местный угол наклона скачка, т. е. угол между скачком и вектором скорости 6 1 набегающего потока в плоскости течения, содержащей векторы /1, [c.71]

Обратимся к ударной поляре. Как было установлено ранее, если угол излома стенки и совпадающий с ним угол поворота вектора скорости потока меньше предельного для данных условий в набегающем потоке (эти условия характеризуются двумя безразмерными параметрами — числом Маха и величиной 7), то возможны два положения скачка уплотнения, при которых угол поворота потока будет одним и тем же. Больший угол наклона скачка соответствует более сильному изменению состояния газа в скачке, меньший угол наклона — более слабому. [c.298]

Сверхзвуковым или дозвуковым будем называть всякий скачок уплотнения в той его части, где течение за скачком соответственно сверхзвуковое или дозвуковое. В зависимости от угла наклона скачка его можно относить к первому или второму семейству угол наклона скачка первого (второго) семейства к вектору скорости имеет тот же знак, что и угол наклона одноименной характеристики в области перед скачком. Скачки разных семейств могут гладко переходить друг в друга только в точке ортогональности скачка к вектору скорости. [c.254]

График этого уравнения показан на рис. 10.3 для случая =1,4 (воздух). Из рис. 10.1 видно, что ih i = i i sin 3, следовательно, Aii = Mj sin 3, где р — угол между направлением скорости до скачка и плоскостью скачка. Уравнение (10.11) и график на рис. 10. 3 показывают, что коэффициент восстановления давления тем меньше, чем больше скорость набегающего потока и чем больше угол наклона скачка. Наибольшие потери давления возникают в прямом скачке, когда р = 90°. Торможение потока в косом скачке уплотнения (р< 90°) сопровождается меньшими потерями давления. Напомним, что при изоэнтропическом торможении потери давления отсутствуют. [c.202]

Пусть клин с углом полураствора 8 = 35° движется на высоте 60 км. (роо = 3,56-10" кГ-сек 1м ) с числом Маха М<х> = 60. Тогда угол наклона скачка к поверхности клина равен 7°, параметры невозмущенного потока за скачком уплотнения будут Ро = 0,4 ama, Ро = 4,9-10 кГ-сек 1м, То = 12200°К о = = 1,25-10 м/сек. [c.671]

В первую очередь мы рассмотрим плоские скачки уплотнения. Обозначим угол между поверхностью клина и направлением невозмущенного потока— угол скоса потока через ш (фиг. 37). Угол Между фронтом скачка и направлением невозмущенного потока — угол наклона скачка — обозначим через а этот угол неизвестен он будет определен ниже [см. (2. 124)], [c.63]

Таким образом, угол при вершине звуковой волны равен углу наклона бесконечна слабого скачка уплотнения, возникающего при стремлении угла скоса потока ш к нулю. При увеличении угла скоса потока угол наклона скачка растет, пока, наконец, при некотором предельном значении скоса потока пред не достигнет предельной величины ( пред (см. фиг. 38). При дальнейшем росте ш косой скачок внезапно переходит в прямой. [c.69]

Х.7. Как изменяется угол 0с наклона скачка уплотнения перед острым конусом с ростом числа Моо полета [c.398]

Принципиальная схема плоского диффузора с двумя скачками уплотнения изображена на рис. 8.39. Для того чтобы получить первый косой скачок с нужным углом наклона а, следует устроить клинообразный выступ, отклоняющий поток на угол ш, который для заданного значения Мн подбирается по рис. 3.12. Наличие клина не нарушает внешнего обтекания диффузора, если расстояние ОС выбрано из условия встречи фронта скачка ОА с кромкой входного отверстия. Площадь входного отверстия диффузора должна быть рассчитана так, чтобы скорость потока в нем равнялась скорости за прямым скачком. В этом случае прямой скачок помещается в плоскости СА и не влияет на внешнее обтекание диффузора. [c.468]

Определите угол наклона присоединенного скачка уплотнения 0с в плоском сверхзвуковом потоке, если заданы отношение плотностей рг/р1 = 10 и угол наклона преграды Рс = 30°. [c.101]

Угол наклона скачка уплотнения 0д перед острым конусом с ростом числа полета уменьшается, что показано на рис. 10.23, где по резулыатам расчетов обтекания острого конуса с углом 4 = 40° построены графики зависимостей 0(.= = 0 (Моо) без учета (7) диссоциации (й = 1,4) и с ее учетом (2). Такой характер изменения угла скачка за счет диссоциации обусловлен дополнительным уплотнением газа у обтекаемой поверхности при росте скорости полета. [c.488]

Используя таблицы стандартной атмосферы [51J, по заданной высоте Я = 20 км можно найти параметры невозмущенного набегающего потока (см. задачу 12.11), а также его скорость 1 , = Моо<2.о= 590,1 м/с. Определим параметры воздуха в свободном потоке около профиля. На клиновидном носке по значениям Мс = 2 и Kji = o = 4,574 из графика [121 находим угол наклона скачка уплотнения 0с = = 33,9 . Далее вычисляем параметры потока за эти.м скачком, имея в виду, что число Мжя = MooSin0 = 1,116 [c.688]

В (1.3) л(е) - интенсивность падающей ударной волны С (фиг. 1), при которой, согласно уравнению (1.4), линия отрыва совпадает с передней кромкой пластины В, имеющей угол скольжения е. Угол наклона скачка уплотнения над областью отрыва 0°[рДе)] отвечает этому случаю и вычислен с использованием (1.2) (при замене М на Meose) и сформулированного выше свойства "плато" давления. Величина -интенсивность падающей ударной волны С, отвечающая максимально возможному значению угла 0 (фиг. 1) при "несвободном" взаимодействии, когда угол стреловидности е фиксирован 0 = я/2 - е. [c.71]

Определим параметры воздуха в свободном потоке около профиля. На клиновидном носке находим по значениям Моо = 2 и ркл = ро = 4,574° из графика [17] угол наклона скачка уплотнения 0с = 33,9°. Далее вычислим параметры потока за этим скачком, имея в виду, что число Мооп = Моо з1п 0с = 2-0,558= 1,116 [c.653]

Если заменить поток с постоянными теплоемкостями течением диссоциирующего газа, то критический угол поворота потока за скачком уплотнения (критический угол клина) увеличивается. Причина этого — увеличение плотности диссоциирующего газа и уменьшение угла наклона скачка. Уплотненный газ имеет возможность разворачиваться на больший угол. [c.125]

Для выбора метода расчета рассмотрим общий характер обтекания профиля. Для этого определим течение за скачком уплотнения, возникающим перед клином. Находим угол наклона скачка из уравнения (7.19), полагая отношение плотностей предельной величиной р /роо = 6 и учитывая, чтоРо = 0Д6 рад = 15°. Тогда tg0,o = 0,3356 0 0 = 18,55°. [c.191]

Рассмотрим движение сверхзвукового потока в канале, изображенном на рис. 5.21. Если угол отклонения стенки б < б ,ах при заданном (что устанавливается с помощью диаграммы ударных поляр), то в месте перелома стенки образуется косой скачок уплотнения. Угол наклона скачка и скорость Х.2 находятся по соответствующей ударной поляре. В точке В возникнет отраженный скачок ВС, в котором поток повернет на угол б в обратиукг сторону так, что скорость будет параллельна нижней стенке. На рис. 5.21 изображен вариант, для которого угол поворота [c.119]

У основания конуса возникают линии Маха, пересекающие поле течения и взаимодействующие со скачком уплотнения. Такое взаимодействие вызывает отклонение фронта скачка зшлотнения по направлению к оси конуса, что уменьшает угол наклона скачка и, следовательно, уменьшает нормальную составляющую числа Маха на скачке. [c.51]

Из рис. 4.1.1, б видно, что поверхности скачков уплотнення могут быть ориентированы по направлению нормали к вектору скорости набегающего потока (угол наклона скачка 0с = я/2) или наклонены под некоторым углом, отличным от прямого (0о<л/2). В первом случае скачок уплотнения называется прямым, а во втором — косым. Очевидно, присоединенный криволинейный скачок можно рассматривать как совокупность косых скачков, а отсоединенный скачок — состоящим -из прямого скачка и системы косых скачков. [c.152]

Для косого скачка уплотнения, возникающего в диссоциирующем и ионизирующем газе, неизвестных параметров девять давление Рг. плотность рг, температура 7 , скорость Уг, энтальпия 2, энтропия скорость звука яь средний молекулярный вес цсрз, угол наклона скачка 0о (или угол отклонения потока Ре)- Следова-тельно, необходимо составить систему из девяти уравнений. Известными в этих уравнениях будут пара.четры до скачка уплотнения давление р, плотность р , скорость У1 и т. д. Вместо скорости Уг после скачка можно определить ее составляющие по нормали Уп2 и по касательной к скачку У - При этом число необходимых уравнений увеличится до десяти. Эта система уравнений будет включать основные уравнения газодинамики (движения, неразрывности, энергии и состояния), ряд кинематических соотношений для скоростей, а также термодинамических зависимостей, характеризующих свойства газа. Рассмотрим каждое уравнение этой системы. [c.155]

Для определения изменения наклона скачка и скорости за ним используются свойства характеристик и РН, проходящих через узел р, а также зависнмостн для расчета скачка уплотнения. Так как длина 5Я скачка мала, то можно принять этот участок прямолинейным. Угол наклона скачка на этом участке и соответствующие параметры газа приближенно равны их значениям в точке И пересечения элемента PH характеристики первого семейства со скачком. [c.221]

Рас. ет обтекання нижней стороны профиля (рис, 7.5.2) начинается с определения параметров газа в точке О — непосредственно за скачком уплотнения. Для этой цели прн помощи формулы (4.3.25) вычисляется по значениям М =М и Рг = - -1-Рав угол наклона скачка Осо. Число Мов=Мг в точке О находится из (4.3 19) или (4.3,19 ). Можно принять, что это число будет сохраняться постоянным 8 весьма малой окрестности около точки О на участке контура в виде зл мента прямой ОО. Этому участку соответствует прямолинейный элемент О/ косого скачка. Его д.1ина определяется как расстояние от точки О до точки J. которая лежит иа пересечении скачка с характеристикой первого семейства выходящей из точки О [c.272]

Определим число Маха по давлениям Ро==1,26 кГ1см и ро = 4,22 кГ/см . Отношение этих давлений ро1ро—1,26/4,22=0,299. Зная это отношение, из таблицы [17] находим Моо =3,11. Теперь используем для определения Моо полученную теневую фотографию скачка уплотнения перед клином (рис. 3.2.7) и измерим на ней угол наклона скачка 0с = ЗГ2О. Подставляя это значение в (3.2.16) и принимая =1,4, найдем [c.139]

На рис. 4.1.64 показана фотография спектра обтекания профиля, на которой видна система скачков уплотнения и линий Маха. По этой фотографии были измерены угол наклона скачка 0с =42°, а также углы наклона линий Маха Хоо=28° 11оа=27° (,1лв = =22° яос=39° Исв=30°. По этим углам рассчитаны соответствующие параметры обтекания. Значение Хоо = = 28° определяет число Маха набегающего потока [c.216]

Из соотношений (24) и (28) следует, что при гииерзвуковых скоростях (Мя > 5) угол наклона (()ронта скачка а близок к углу отклонения потока в скачке со, в связи с чем слой уплотненного газа, расположенный между фронтом скачка и поверхностью тела, оказывается очень тонким (при /с 1 а со). [c.111]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...